一种垂直起降飞行器的姿态控制装置及控制方法
【专利摘要】本发明提出一种适用于垂直起降飞行器的姿态控制装置及其控制方法，用于飞行器垂直起降/悬停模态下的姿态稳定与控制。采用位于机身内部的压气机作为独立气压源，从压气机分别引气至机翼两端和尾部的反作用力喷嘴，通过改变喷嘴张开角度产生操纵力矩控制飞行器垂直起降阶段的姿态。与直接采用推力矢量发动机控制姿态或者从发动机压气机引气至喷嘴控制姿态等方式相比，该方法解决了从发动机引起导致发动机推力损失以及升力与姿态控制操纵力需求之间的耦合等问题，更加可靠。
【专利说明】
一种垂直起降飞行器的姿态控制装置及控制方法
技术领域
[0001] 本发明属于航空飞行器设计及飞行控制领域，具体涉及一种垂直起降飞行器的姿 态控制装置及控制方法。
【背景技术】
[0002] 垂直起降飞行器具备垂直起降和巡航飞行的能力，适用于起降场地受限的舰载、 小型岛屿等使用环境，适合执行战场补给、搜救等任务，在军用和民用市场均有广泛的使用 需求。
[0003] 现有的垂直起降飞行器垂直起降阶段飞行姿态控制大都采用推力矢量发动机或 推力矢量发动机加发动机引气至反作用力喷嘴控制的方式。发动机推力大，但动态响应慢， 主要提供垂直起降阶段的升力，不适合实现快速的姿态稳定控制。单独采用推力矢量方式 要求飞行器具有精确的数字式发动机控制系统，以及良好的发动机跟随性，对发动机性能 要求很高。而从发动机的压气机引气又会带来发动机推力损失的问题，导致姿态控制需求 与其它控制需求的耦合，极大的增大了推力矢量发动机的设计难度。所以，本发明提出将垂 直起降阶段对姿态控制的需求与升力的需求独立，从而极大地降低对推力矢量发动机的需 求，并提高整个垂直起降阶段姿态控制系统的控制性能。
【发明内容】
[0004] 要解决的技术问题
[0005] 为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种适用于垂直起降飞行器的姿态控 制装置及控制方法，飞行器的姿态操纵力矩由反作用力喷嘴的推力产生，用于飞行器垂直 起降/悬停模态下的姿态稳定与控制。
[0006] 技术方案
[0007] -种适用于垂直起降飞行器的姿态控制装置，其特征在于:包括压气机和若干反 作用力喷嘴，所述的压气机安装于机身内部，作为独立气压源引气到各个喷嘴，所述的喷嘴 包括对称分布在两侧机翼翼尖的喷嘴1、喷嘴2和分布在机身尾部的喷嘴3、喷嘴4、喷嘴5,其 中，喷嘴1位于右侧机翼、开口向下，喷嘴2位于左侧机翼、开口向下，喷嘴3位于机体纵轴线 上、开口向下，喷嘴4、喷嘴5关于机体纵向对称平面对称分布，喷嘴4开口斜向左上方、与水 平面夹角为30度，喷嘴5开口斜向左上方、与水平面夹角为30度；
[0008] 其中，喷嘴1、喷嘴2差动控制提供滚转操纵力矩，喷嘴3、喷嘴4、喷嘴5差动提供俯 仰操纵力矩，喷嘴4、喷嘴5差动提供航向操纵力矩。
[0009] 采用上述控制装置进行姿态控制的方法为：
[0010]滚转操纵:喷嘴1开度大于喷嘴2开度时提供右滚转力矩，反之提供左滚转力矩；
[0011] 俯仰操纵:喷嘴4与喷嘴5同步运动，喷嘴3开度小于喷嘴4与喷嘴5的对称开度时提 供抬头力矩，反之，提供低头力矩；
[0012] 航向操纵:喷嘴4开度小于喷嘴5开度时提供右偏航力矩，反之，提供左偏航力矩； 为消除对俯仰轴的干扰，进行航向操纵须根据俯仰力矩平衡条件同步控制喷嘴3的开度。 [0013]有益效果
[0014] 本发明提出的一种适用于垂直起降飞行器的姿态控制装置及控制方法，针对传统 具备推力矢量的垂直起降飞行器，增加独立的姿态控制系统，采用独立压气机作为压力源 代替发动机引气，而且仅工作在垂直起降阶段，不影响推力矢量发动机的工作，减小了控制 耦合，具有更好垂直起降性能;采用独立的姿态控制装置后，降低了对推力矢量发动机响应 速度的需求，可靠性更高;通过控制分布在机翼和尾翼喷嘴的张开角度提供操纵力矩，实现 了飞行器垂直起降阶段的姿态控制，结构简单，方便易行，可靠性高，具有很强的应用价值。 采用本发明的垂直起降飞行器，在减小推力矢量发动机负担的情况下，提高了垂直起降阶 段的姿态控制能力，稳定可靠，具有很强的适应性。
【附图说明】
[0015] 图1是采用本发明的垂直起降飞行器的整体外形图。
[0016] 图2是采用本发明的垂直起降飞行器的俯视图。
[0017] 图3是采用本发明的装置示意图。
[0018]图4是采用本发明的喷嘴开度控制机构示意图。
[0019] 图中：1-5.喷嘴6.压气机7.机身8.固定机翼9.副翼10.尾翼
【具体实施方式】
[0020] 现结合实施例、附图对本发明作进一步描述：
[0021] 本发明主要通过一种适用于垂直起降飞行器的姿态控制装置及控制方法，实现垂 直起降/悬停阶段的三轴姿态控制。
[0022] 参见图1、图2,垂直起降无人机包含机身7、固定机翼8、副翼9、尾翼10,本发明装置 包括安装于机身7内部的独立的压气机6,通过管道连接到5个喷嘴。图3所示为本发明装置 示意图，本实施例中喷嘴采用图4所示的矩形截面，通过两个挡片控制喷嘴开口大小，从而 实现喷嘴推力控制。
[0023] 喷嘴1和喷嘴2安装在机翼两端，差动控制提供滚转操纵力矩;喷嘴3、喷嘴4、喷嘴5 安装在机身7尾部，提供俯仰及偏航操纵力矩。喷嘴1、喷嘴2和喷嘴3开口垂直机体纵轴向 下，喷嘴4开口斜向左上方，喷嘴5开口斜向右上方，均与水平面夹角为30度。
[0024] 在垂直起降/悬停模态下，由独立压气机提供气源，通过控制反作用力喷嘴开度调 整推力，进而改变无人机姿态。
[0025]喷嘴操纵力矩的计算公式为：
[0026]
[0027]其中：Ti、T2、T3、T4、1~5分别对应5个喷嘴的反作用力，L 12为喷嘴1、喷嘴2距离纵向对 称平面的距离，L345为喷嘴3、喷嘴4和喷嘴5距离重心的距离，0r为喷嘴4、喷嘴5与水平面的 夹角，L、M、N分别表示滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩。假定喷嘴1和喷嘴2不产生俯仰操纵 力矩（即喷嘴1和喷嘴2的连线经过飞机的重心），则由公式（1)可知，垂直起降阶段，喷嘴1与 喷嘴2的作用力相等时不产生滚转力矩，需要操纵飞行器右滚转时，喷嘴2先闭合，提供右滚 转力矩，快接近设定滚转角指令时，喷嘴1闭合、喷嘴2打开;喷嘴4、喷嘴5沿机体竖轴的合力 与喷嘴3作用力相等时不产生俯仰力矩，需要操纵飞行器低头时，喷嘴3先闭合，提供抬头力 矩，快接近设定俯仰角指令时，喷嘴4与喷嘴5闭合、喷嘴3打开，俯仰操纵过程中，喷嘴4与喷 嘴5同步运动;喷嘴4、喷嘴5的作用力相等时不产生偏航力矩，需要操纵飞行器改变机头指 向右偏时，喷嘴4先闭合，提供右偏航力矩，快接近设定航向角指令时，喷嘴5闭合、喷嘴4打 开。航向操纵过程中，为消除对俯仰轴的干扰，需要控制喷嘴3同步运动，由公式（1)可以得 到喷嘴3的作用力需满足：
[0028] T3 = -(M/L345-T4sin0r-T5sin0r) (2)
[0029] 采用本发明控制装置的垂直起降飞行器相比常规飞行器增加了独立的压气机作 为压力源代替发动机引气，而且仅工作在垂直起降阶段，不影响推力矢量发动机的工作，消 除了升力需求与操纵力矩需求之间的耦合，具有更好垂直起降性能;且对倾转动力的要求 更低，可靠性更高，克服了所述的其他倾转动力类垂直起降飞行器的缺点，性能优异，稳定 可靠，具有很强的适应性，应用前景广阔。
【主权项】
1. 一种适用于垂直起降飞行器的姿态控制装置，其特征在于：包括压气机和若干反作 用力喷嘴，所述的压气机安装于机身内部，作为独立气压源引气到各个喷嘴，所述的喷嘴包 括对称分布在两侧机翼翼尖的喷嘴（1)、喷嘴(2)和分布在机身尾部的喷嘴(3)、喷嘴(4)、喷 嘴(5)，其中，喷嘴（1)位于右侧机翼、开口向下，喷嘴(2)位于左侧机翼、开口向下，喷嘴(3) 位于机体纵轴线上、开口向下，喷嘴(4)、喷嘴(5)关于机体纵向对称平面对称分布，喷嘴(4) 开口斜向左上方、与水平面夹角为30度，喷嘴(5)开口斜向左上方、与水平面夹角为30度； 其中，喷嘴（1)和喷嘴(2)差动控制提供滚转操纵力矩，喷嘴(3)、喷嘴(4)、喷嘴(5)差动 提供俯仰操纵力矩，喷嘴(4)、喷嘴(5)差动提供航向操纵力矩。2. -种采用如权利要求1所述控制装置进行姿态控制的方法，其特征在于： 滚转操纵:喷嘴（1)开度大于喷嘴(2)开度时提供右滚转力矩，反之提供左滚转力矩； 俯仰操纵:喷嘴(4)与喷嘴(5)同步运动，喷嘴(3)开度小于喷嘴(4)与喷嘴(5)的对称开 度时提供抬头力矩，反之，提供低头力矩； 航向操纵:喷嘴(4)开度小于喷嘴(5)开度时提供右偏航力矩，反之，提供左偏航力矩； 为消除对俯仰轴的干扰，进行航向操纵须根据俯仰力矩平衡条件同步控制喷嘴(3)的开度。
【文档编号】B64C15/14GK105947187SQ201610321261
【公开日】2016年9月21日
【申请日】2016年5月16日
【发明人】王鹏, 马松辉, 贾婷婷
【申请人】西北工业大学